考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。     

轨道机动过程中推力加速度的实时最小方差估计

飞行器轨道机动过程中，为跟踪、定位机动目标和干预机动控制过程，需要统计处理离散的雷达观测量实时估计推进发动机的推力，进而确定飞行器的瞬时轨道参数。本文所述算法是该工程问题的探讨和解决方案。文章建立了轨道机动过程中连续变质量运动模型和离散雷达量测模型，推进发动机的质量秒耗量作为表征推力加速度的一个近似常量，应用扩展卡尔曼滤波对离散的雷达测量数据进行顺序统计处理给出秒耗量的最小方差估计；文章详细地推导了线性化量模型的变分方程和观测矩阵；仿真结果表明该算法能快速、准确地估计推进发动机的质量秒耗量和向机动目标施加的实际推力。     

不同推力下的非合作空间目标轨道机动检测

针对非合作空间目标轨道机动检测问题,创新性地提出具备普适性的不同推力下的轨道机动检测算法与检测流程。首先给出不同推力作用下轨道机动动力学模型,在此基础上提出普适性轨道机动检测策略,包括：全模型地基与天基观测数据仿真策略,数据处理软件平台,脉冲推力、连续大推力与连续小推力轨道检测算法与流程,精度评估策略。该策略利用不同推力作用下的检测算法与流程,可以满足多数非合作目标轨道机动检测需求。结合地基与天基观测数据,仿真分析不同推力下的非合作目标轨道机动检测情况与轨道精度恢复情况,结果表明该策略能对轨道机动进行有效检测,为工程实际提供了有益借鉴。     

一类非线性奇异摄动系统的轨道机动控制

对于一类具有典型双时标特性的非线性奇异摄动系统 ,应用反馈线性化理论分内环控制和外环控制两步进行了轨道机动的组合控制规律设计。文中以某型无人机为对象进行的轨道机动控制仿真结果表明 ,闭环系统对同时进行的纵向和侧向机动有良好的输出跟踪 ,对参数摄动具有较好的鲁棒性。     

利用轨道瞬时根数预报的离轨制动控制方法

针对再入飞行器离轨制动问题，在考虑地球引力J2项摄动及有限推力影响下，设计了一种航天器自主离轨制动控制算法。该算法根据再入点状态约束，确定了离轨过渡轨道的平均轨道根数及其与离轨待命轨道平均轨道根数的关系，从而得到制动参数初值。通过在线数值递推轨迹，实时预报再入点瞬时轨道根数并计算再入点航迹倾角，当预报的航迹倾角满足约束条件时结束制动，并根据再入点纬度幅角误差修正制动起始点，从而修正制动参数。制动过程中，在考虑了J2项摄动影响下实时预报再入点瞬时轨道根数，依据实际任务需求确定关机时机。最后通过考虑初始状态误差、质量误差、推力误差以及姿态误差情况下的蒙特卡洛打靶仿真，分析了不同关机策略的落点散布特性，检验了该算法的自主决策和高精度再入点控制能力。     

基于对数螺旋线的非开普勒轨道设计

基于形状的方法为非开普勒轨道设计提供了一种全新的研究思路。在假定轨道形状为对数螺旋线的前提下设计了拦截轨道。首先通过无量纲化处理方法推导出了对数螺旋线轨道的地心距、极角随时间的变化率与轨道设计参数q的关系式;其次结合运动方程,得到了飞行器沿对数螺旋线轨道运行时需要施加的推力加速度;接着分别针对初始轨道是圆和椭圆的情况进行机动轨道设计。给出了轨道设计的仿真算例和相关分析,结果表明对数螺旋线适宜于拦截轨道设计;当初始轨道为大偏心率椭圆时,采用此方法设计轨道,在一定相角范围内开始机动,可使飞行器运行时间短,且燃料消耗少。     

基于基准轨道的多节点协调轨道保持方法

在指定时间内，轨道摄动方程的状态变化可以用柯西标准型的常微分方程表述。基于摄动方程，轨道的修正控制参数的计算问题可以表示为指定区间两点边值问题的参数优化问题。传统的参数计算方法本质上是将边值问题转化为初值问题，强制在一个边界点上满足边值条件，弱化了积分区域中的约束条件，造成不适应多约束条件下的轨道保持。基于基准轨道的多节点轨道控制方法在积分区域内的一组约束条件下，建立基于多约束条件方程的有限差分方程，与传统的升交点重合法相比，该算法将约束条件由目标圈目标升交点扩展到点火圈与目标圈之间所有圈的卫星位置参数约束，从而确定控制量将卫星轨道始终保持在偏差管道内，最大限度的满足对卫星轨道保持的要求。     

卫星编队的多冲量轨道机动路径规划方法

基于多冲量轨道机动控制,研究应用微小推力发动机来实现卫星编队轨道机动控制的方法。首先简单介绍轨道机动控制的多冲量次优解的求解方法,并把此方法的改进算法应用于卫星编队的整体轨道机动控制;为降低单次冲量值,应用小推力发动机实现轨道机动,提出了卫星编队多冲量轨道机动的路径规划方法,这种方法把一个多冲量轨道机动过程分成多个来实现;最后,数值仿真结果表明:该方法简便、实用,可以解决单次冲量值过大而不易实现的问题,同时对于轨道摄动因素的影响具有鲁棒性。     

考虑轨道摄动影响的多冲量交会规划方法研究

当交会时间较长时需要在轨道规划中考虑摄动的影响,本文基于虚拟瞄准点的思想,研究了考虑轨道摄动情况下的固定时间拦截问题求解方法,并提出了考虑轨道摄动影响的多冲量交会规划方法.通过仿真算例验证了算法的有效性,并对基于二体模型和考虑摄动的规划结果进行了对比.     

在轨服务飞行器对共面圆轨道目标接近过程分析

为了研究在轨服务飞行器(On-orbit Service Vehicle,OSV)针对共面圆轨道目标的大范围机动过程,利用经典二体动力学模型和霍曼转移轨道模型,分析了OSV转移过程中的相位调整和能量需求,比较了自然调相和速度调相的特点,提出了待机轨道、停泊轨道、初始相位差、变轨时机和交会时间等参数选择的一般规律,为选择OSV接近目标的机动策略提供了理论参考。     

超低轨航天器气动力分析与减阻设计

轨道降低,航天器受到的气动力增大,气动力对航天器影响显著。考虑自由分子流态 下的超低轨航天器,利用分割法把简单外形的航天器分割为几部分,分别计算各部分的气动 力,然后相加获得总的气动力效果;通过对平面的气动力进行计算分析,提出了超低 轨航天器的减阻设计方法;结果表明：当轨道高度降低到250 km左右时,航天器受到的气动 阻力比500 km高出约2个数量级;一般情况下,超低轨航天器应采用细长体构型,减小迎风 面积;侧面积引起的航天器阻力已经不可忽略,应采用侧面光滑技术,减少侧面阻力;当超 低轨航天器长细比超过一定限度后,随着长细比增大,大气阻力升高。
     

航天器近距离视觉制导自主机动轨道优化

研究具有视觉导引路径约束的航天器近距离机动轨道优化数值计算问题。首先,给出了带路径约束的椭圆参考轨道航天器近距离轨道机动最优化问题数学模型。利用高斯伪谱法将上述最优化问题转化为非线性规划问题,优化参数为配点上的状态量和控制量。然后,利用MATLAB的SNOPT软件包对非线性规划问题进行求解。最后通过数值仿真验证了方法的有效性和鲁棒性。     

航天器编队飞行的周期脉冲控制与燃料分析

针对航天器编队飞行,建立了小偏心率时的相对运动关系,获得了轨道根数差与编队构型参数间的相互转化关系。对编队飞行采用周期脉冲控制方法,在1个轨道周期内消除轨道根数偏差。定量分析了编队重构和J2项摄动下构型长期保持控制的燃料消耗。仿真结果验证了控制方法和燃料分析的准确性。     

Design of optimal earth pole-sitter transfers using low-thrust propulsion

Recent studies have shown the feasibility of an Earth pole-sitter mission using low-thrust propulsion. This mission concept involves a spacecraft following the Earth's polar axis to have a continuous, hemispherical view of one of the Earth's poles. Such a view will enhance future Earth observation and telecommunications for high latitude and polar regions. To assess the accessibility of the pole-sitter orbit, this paper investigates optimum Earth pole-sitter transfers employing low-thrust propulsion. A launch from low Earth orbit (LEO) by a Soyuz Fregat upper stage is assumed after which solar electric propulsion is used to transfer the spacecraft to the pole-sitter orbit. The objective is to minimize the mass in LEO for a given spacecraft mass to be inserted into the pole-sitter orbit. The results are compared with a ballistic transfer that exploits manifold-like trajectories that wind onto the pole-sitter orbit. It is shown that, with respect to the ballistic case, low-thrust propulsion can achieve significant mass savings in excess of 200 kg for a pole-sitter spacecraft of 1000 kg upon insertion. To finally obtain a full low-thrust transfer from LEO up to the pole-sitter orbit, the Fregat launch is replaced by a low-thrust, minimum time spiral, which provides further mass savings, but at the cost of an increased time of flight.     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。     

Optimization of the Flight of a Spacecraft with a Solar Sail from the Earth to Mars with a Perturbation Maneuver near Venus

The trajectories of the fastest flight of a spacecraft (SC) with a solar sail from the Earth's sphere of activity to the Martian sphere of activity including the section of a perturbation maneuver near Venus are investigated. The planetary spheres of activity are assumed to be point-like; i.e., the maneuver section and the initial and final positions of the SC coincide with the corresponding positions of the planets. The initial velocity of the SC is assumed to be equal to the Earth's velocity, so that no leveling of the velocities of the SC and Mars in the final point of the flight is required. The perturbation maneuver is considered as a jump of the heliocentric velocity of the SC at the point of its contact with Venus, which does not change the magnitude of its Venus-centric velocity. The orbits of planets are assumed to be circular and coplanar; the SC trajectory lies at the plane of these orbits. The sail is planar with a specularly reflecting surface. The trajectories of optimum flights are determined as a result of solving the boundary value problem of the Pontryagin maximum principle. The families of solutions to this problem depending on the initial angular positions of Venus and Mars are constructed by the method of continuation over a parameter.     

低轨Walker星座构型演化及维持策略分析

针对低轨(LEO)Walker星座构型维持问题，分析在地球非球形引力和大气阻力摄动下卫星的运动规律及星座构型演化特性。结果表明，低轨Walker星座构型发散主要体现在由初始轨道参数不一致引起的轨道高度衰减和相位漂移，国内首例低轨Walker星座实测轨道数据验证了理论分析的正确性。结合星座任务特性与构型发散特点，提出了基于基准卫星的相对相位维持策略，选取一颗卫星作为基准卫星，使星座中其它所有卫星相对于基准卫星的相位漂移量累加值最小，通过对目标卫星实施一次相对基准卫星的轨道高度抬升/降低，维持星间的相对位置关系。实际工程应用表明了此策略的有效性，不仅降低星座构型维持的复杂度及频次，节约燃料，且轨控时间短，为我国今后卫星星座的构型维持提供参考。     

低地球轨道环境原子氧对航天器表面材料聚酰亚胺作用的数值模拟

在建立数学物理模型的基础上，对氏地球轨道环境和地面实验环境下，有无保护层的聚酰亚胺所受原子氧冲蚀作用进行了进行了成功的数值模拟，获得了具有工程应用价值的数值计算结果，并讨论了数学物理模型中各参数对基蚀曲线形状的影响。从数值模拟结果和美国太空实验结果的比较可以看出，本文数据模拟的结果是正确的。该项工作对航天器的设计具有重要指导意义。     

月球软着陆的二次型最优制导方法

为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。